CN115859795A - 一种考虑加温加压的加速任务试车载荷谱编制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开的是一种考虑加温加压的加速任务试车载荷谱编制方法，以不考虑加温加压的长期寿命试车谱为基本编谱数据，根据发动机性能模型，计算分析在提高进口总温、总压条件下，当发动机转速达到最大转速时对应的涡轮前进口温度；根据发动机温度限制条件，以涡轮前进口温度达到限温值时对应的进口总温总压作为最终确定的单级总温谱以及单级总压谱；随后根据发动机性能模型，对带加温加压的长期寿命试车谱进行转速修正，使得考虑加温加压的长期寿命试车谱与不考虑加温加压的长期寿命试车谱损伤等效；然后，基于低周疲劳、蠕变、热疲劳等特征载荷损伤加速方法，在损伤等效的前提下编制加速任务试车谱，最终进行整机试车。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机载荷谱编制技术领域，具体是一种考虑加温加压的加速任务试车载荷谱编制方法。
背景技术
随着航空技术的突飞猛进，航空发动机的使用寿命也逐渐增长，目前世界主流战斗机发动机的使用寿命都已突破上千小时，例如国产WS10发动机最新改型使用寿命已经达到3000小时，而民用发动机使用寿命更是长达上万小时。如果进行一次全寿命试车，试车周期将长达数月甚至数年之久，这将大大的延长航空发动机的定型入役时间，制约航空发动机不断改型的可能，同时，长时间的试车也加大了由于外界因素导致试车失败的可能性。更为重要的是，在外场使用的发动机不断地出现在全寿命试车过程中未曾暴露的故障，危及发动机使用安全，同时还使得其维修费用达到增加。
现代航空发动机的服役空域范围和速域范围越来越广泛，在实际服役中将经历不同的温度/压力条件，进口温度/压力的改变将引起发动机性能的变化，并引起热端部件机械与温度载荷变化，进而影响热端部件的寿命。此外，在发动机飞行包线内存在极端的温度/应力条件，这种极端条件在实际飞行过程中出现频次较少，但安全性极大。然而，传统的加速试车往往难以对上述变化的进口温度/压力条件进行考核，因此，必须开展带加温加压的加速任务持久试车谱编制方法研究。由于硬件条件的限制，当前我国采用的发动机寿命试车方法尚不具备开展加温、加压的加速模拟飞行任务持久试车的能力，对于考虑加温加压的试车谱编制方法尚不明晰。为支撑未来我国航空发动机寿命试车需求，特开展考虑加温加压的加速模拟飞行任务持久试车载荷谱编制方法研究。
综上所述，目前现有的加速任务试车谱的编制方法在地面试车台面静态条件下进行的，这种静态条件不足以检测到那些可能仅在压力或温度下出现的故障模式，难以对航空发动机在变化的进口温度/压力条件下工作寿命进行考核。这是一个迫切需要解决的关键工程问题，也对工程实际中航空发动机的整机试验的研究具有重要意义。
因此，有必要发展一种能够考虑进口条件变化的加速任务试车载荷谱的编制，为航空发动机寿命试车奠定基础。
发明内容
为了解决现有技术中发动机加速任务试车无法有效考核进口温度/压力条件的问题，本发明提供一种带加温加压的加速任务试车谱编制方法。该方法是较为直观、明确的编谱方法，实现改变进口条件后的载荷特征一致性和损伤一致性，为工程实际复杂机械构件的整机试验提供了研究基础，是实际服役载荷下工程实际复杂机械构件寿命试验评定的重要一步。
为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
本发明是一种考虑加温加压的加速任务试车载荷谱编制方法，其特征在于：包括如下步骤：
步骤1，基于不考虑加温加压的长期寿命试车谱的谱数据，根据发动机性能模型，计算分析在提高进口总温、总压条件下，当发动机转速达到最大转速时对应的涡轮前进口温度；
步骤2，根据发动机温度限制条件，以涡轮前进口温度达到限温值时对应的进口总温总压作为最终确定的单级总温谱以及单级总压谱；
步骤3，以步骤2中得到的单级总温谱、单级总压谱以及长期寿命试车谱作为输入数据，依据发动机性能模型得到考虑加温加压的关键件的温度谱与应力谱；
步骤4，将考虑加温加压的关键件的温度谱和应力谱与不考虑加温加压的长试谱对应的温度谱和应力谱进行比较，依据损伤累计计算公式，对长试谱进行反复迭代修正，使得考虑加温加压的长试谱对应的应力谱和温度谱与不考虑加温加压的应力谱和温度谱损伤一致，获得考虑加温加压的长期寿命试车谱；
步骤5，以步骤4获得的考虑加温加压的长期寿命试车谱对应的应力谱与温度谱为基础，将应力谱利用损伤一致公式等效折算到限制温度下的应力谱；
步骤6，对步骤5得到的应力谱进行雨流计数，统计低周疲劳载荷损伤，结合应力谱与温度谱提取蠕变载荷以及热疲劳载荷；
步骤7，按照特征载荷等效加速方法，将次循环对应的低周疲劳折算为慢车-最大-慢车循环，将低功率状态对应的蠕变载荷折算到大功率状态，对于热疲劳载荷则需将油门杆切换速率保持与长试谱一致，编制得到考虑加温加压的加速任务试车谱。
本发明的进一步改进在于：所述步骤1具体为：
步骤1.1，通过机器学习或搭建部件级模型建立符合测试发动机工作性能的发动机性能模型；
步骤1.2，将不考虑加温加压的长期寿命试车谱的谱数据输入发动机性能模型，计算分析在提高不同比例的进口总温、总压条件下，发动机转速达到最大转速时对应的涡轮前进口温度。
本发明的进一步改进在于：所述步骤2中通过查阅手册确定发动机各部件材料的极限温度，对比分析，得出发动机的温度限制条件。
本发明的进一步改进在于：所述步骤6具体为：
步骤6.1，对应力谱中间段依次筛选峰谷值，从第一个峰谷值点开始判断相邻峰谷值点的上升量或者下降量是否满足设定的阀值，小于阀值的保留，大于阀值的去除；
步骤6.2，判断雨流滤波谱最后一点与第一点的值是否相同，不同则在最后添加一个与原始载荷谱最后一点值相同的点，得到初始的雨流滤波谱；
步骤6.3，采用判定法添加若干原始载荷谱的点，添加的点满足在上升边添加的只允许上升，在下降边添加的只允许下降，得到最终的雨流滤波谱；
步骤6.4，依据蠕变载荷提取原则和热疲劳载荷提取原则，结合应力谱与温度谱提取蠕变载荷以及热疲劳载荷。
本发明的进一步改进在于：步骤6.1中的雨流滤波的阀值是根据以下公式确定：
Δ％＝(Gmax-Gmin)×10％
其中，Δ％为雨流滤波阀值，Gmax为载荷历程中的最大幅值，Gmin为载荷历程中的最小幅值。
本发明的有益效果是：本发明基于不考虑加温加压的长期寿命试车谱的谱数据，由典型载荷循环进行多参数载荷的匹配组合，从而进行以损伤一致性为优化目标编制多参数疲劳试验谱，与现有的多参数疲劳试验谱编制方法相比，有益效果在于：
(1)通过加温加压提高涡轮前燃气温度，进而提高加速系数，节省试验时间，降低试验成本；
(2)充分考核发动机在宽空域和宽速域条件服役寿命，解决了安全问题，更大程度让潜在的服役问题提前暴露，能够在测试台上及时识别和纠正。
综上所示，本发明为工程实际航空发动机整机部件加速任务试验评定提供分析提供了基础，以及为航空发动机整机及部件模拟实际服役环境的损伤分析提供了依据。
附图说明
图1本发明实施流程图。
图2不考虑加温加压的长期寿命试车转速谱。
图3某涡轴发动机涡轮盘应力谱。
图4考虑加温加压的长期寿命试车转速谱。
图5不考虑加温加压的加速任务试车谱。
图6考虑加温加压的加速任务试车谱。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
本发明是一种考虑加温加压的加速任务试车载荷谱编制方法，具体步骤为：步骤1，基于不考虑加温加压的长期寿命试车谱的谱数据，根据发动机性能模型，计算分析在提高进口总温、总压条件下，当发动机转速达到最大转速时对应的涡轮前进口温度；
步骤1具体步骤为：
步骤1.1，通过机器学习建立符合测试所需某涡轴发动机工作性能的发动机性能模型；
步骤1.2，将不考虑加温加压的长期寿命试车谱的谱数据输入发动机性能模型，计算分析在提高不同比例的进口总温、总压条件下，发动机转速达到最大转速时对应的涡轮前进口温度。不考虑加温加压的长期寿命试车谱如图1所示。
步骤2，根据发动机温度限制条件，以涡轮前进口温度达到限温值时对应的进口总温总压作为最终确定的单级总温谱以及单级总压谱；
步骤2具体步骤为：
步骤2.1，发动机温度限制条件主要由发动机部件材料温度极限确定，本实施例中涡轴发动机高压涡轮盘材料为GH4169，材料极限温度通过查阅手册确定为826℃，对比分析，得出发动机的温度限制条件；
步骤2.2，通过与步骤1得到的提高不同比例的进口总温、总压得到的涡轮前进口温度对比，把涡轮前进口温度达到限温值时对应的进口总温总压作为最终确定的单级总温谱以及单级总压谱，升温比例为8％。
步骤3，将步骤2.2得到的单级总温谱、单级总压谱以及长期寿命试车谱输入发动机性能模型，得到考虑加温加压的关键件的温度谱与应力谱；
步骤4，将考虑加温加压的关键件的温度谱和应力谱与不考虑加温加压的长试谱对应的温度谱和应力谱进行比较，对长试谱进行反复迭代修正，使得考虑加温加压的长试谱对应的应力谱和温度谱与不考虑加温加压的应力谱和温度谱损伤一致，获得考虑加温加压的长期寿命试车谱，如图2所示；
步骤5，以步骤4获得的考虑加温加压的长期寿命试车谱对应的应力谱与温度谱为基础，将应力谱利用损伤一致公式等效折算到限制温度下的应力谱，应力谱如图3所示；
步骤6，对步骤5得到的应力谱中间段依次筛选峰谷值，然后从第一个峰谷值点开始判断相邻峰谷值点的上升量或者下降量是否满足设定的阀值，小于阀值的保留，大于阀值的去除；判断雨流滤波谱最后一点与第一点的值是否相同，不同则在最后添加一个与原始载荷谱最后一点值相同的点，得到初始的雨流滤波谱；其次，采用判定法添加若干原始载荷谱的点，添加的点满足在上升边添加的只允许上升，在下降边添加的只允许下降，得到最终的雨流滤波谱；
其中，所述雨流滤波阀值是根据以下公式确定：
Δ％＝(Gmax-Gmin)×10％
其中，Δ％为雨流滤波阀值，Gmax为载荷历程中的最大幅值，Gmin为载荷历程中的最小幅值。
依据蠕变载荷提取原则和热疲劳载荷提取原则，结合应力谱与温度谱提取蠕变载荷以及热疲劳载荷。
(7)按照特征载荷等效加速方法，将次循环对应的低周疲劳折算为慢车-最大-慢车循环，将低功率状态对应的蠕变载荷折算到大功率状态，对于热疲劳载荷则需将油门杆切换速率保持与长试谱一致，表1为原载荷与加温后载荷所对应温度与载荷持续时间数据对比。最后编制得到考虑加温加压的加速任务试车谱，如图4所示。对比加温加压的加速任务试车与加速任务试车的长试谱与加速谱，计算得到二者加速系数分别为3.82和3.29，可以看出各任务段试车时间均有了明显缩短，加速系数得以提高。
表1原载荷与加温后载荷所对应温度与载荷持续时间数据对比
以上所述仅是本发明的具体实施方式，并且对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步的详细说明。最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实施例，并不对本发明做任何形式上的限制。对于本技术领域的研究和技术人员来说，在不脱离本发明技术方案范围的前提下，利用上述内容对本发明的技术方案做出的技术方案做出的非创新性的润饰、变动和修改，也均应视为本发明的保护范围之内。
Claims (5)
1.一种考虑加温加压的加速任务试车载荷谱编制方法，其特征在于：包括如下步骤：
步骤1，基于不考虑加温加压的长期寿命试车谱的谱数据，根据发动机性能模型，计算分析在提高进口总温、总压条件下，当发动机转速达到最大转速时对应的涡轮前进口温度；
步骤2，根据发动机温度限制条件，以涡轮前进口温度达到限温值时对应的进口总温总压作为最终确定的单级总温谱以及单级总压谱；
步骤3，以步骤2中得到的单级总温谱、单级总压谱以及长期寿命试车谱作为输入数据，依据发动机性能模型得到考虑加温加压的关键件的温度谱与应力谱；
步骤4，将考虑加温加压的关键件的温度谱和应力谱与不考虑加温加压的长试谱对应的温度谱和应力谱进行比较，依据损伤累计计算公式，对长试谱进行反复迭代修正，使得考虑加温加压的长试谱对应的应力谱和温度谱与不考虑加温加压的应力谱和温度谱损伤一致，获得考虑加温加压的长期寿命试车谱；
步骤5，以步骤4获得的考虑加温加压的长期寿命试车谱对应的应力谱与温度谱为基础，将应力谱利用损伤一致公式等效折算到限制温度下的应力谱；
步骤6，对步骤5得到的应力谱进行雨流计数，统计低周疲劳载荷损伤，结合应力谱与温度谱提取蠕变载荷以及热疲劳载荷；
步骤7，按照特征载荷等效加速方法，将次循环对应的低周疲劳折算为慢车-最大-慢车循环，将低功率状态对应的蠕变载荷折算到大功率状态，对于热疲劳载荷则需将油门杆切换速率保持与长试谱一致，编制得到考虑加温加压的加速任务试车谱。
2.根据权利要求1所述的一种考虑加温加压的加速任务试车载荷谱编制方法，其特征在于：所述步骤1具体为：
步骤1.1，通过机器学习或搭建部件级模型建立符合测试发动机工作性能的发动机性能模型；
步骤1.2，将不考虑加温加压的长期寿命试车谱的谱数据输入发动机性能模型，计算分析在提高不同比例的进口总温、总压条件下，发动机转速达到最大转速时对应的涡轮前进口温度。
3.根据权利要求1所述的一种考虑加温加压的加速任务试车载荷谱编制方法，其特征在于：所述步骤2中通过查阅手册确定发动机各部件材料的极限温度，对比分析，得出发动机的温度限制条件。
4.根据权利要求1所述的一种考虑加温加压的加速任务试车载荷谱编制方法，其特征在于：所述步骤6具体为：
步骤6.1，对应力谱中间段依次筛选峰谷值，从第一个峰谷值点开始判断相邻峰谷值点的上升量或者下降量是否满足设定的阀值，小于阀值的保留，大于阀值的去除；
步骤6.2，判断雨流滤波谱最后一点与第一点的值是否相同，不同则在最后添加一个与原始载荷谱最后一点值相同的点，得到初始的雨流滤波谱；
步骤6.3，采用判定法添加若干原始载荷谱的点，添加的点满足在上升边添加的只允许上升，在下降边添加的只允许下降，得到最终的雨流滤波谱；
步骤6.4，依据蠕变载荷提取原则和热疲劳载荷提取原则，结合应力谱与温度谱提取蠕变载荷以及热疲劳载荷。
5.根据权利要求4所述的一种考虑加温加压的加速任务试车载荷谱编制方法，其特征在于：步骤6.1中的雨流滤波的阀值是根据以下公式确定：
Δ％＝(Gmax-Gmin)×10％
其中，Δ％为雨流滤波阀值，Gmax为载荷历程中的最大幅值，Gmin为载荷历程中的最小幅值。
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Cited By (1)
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|---|---|---|---|---|
| CN117330319A (zh) * | 2023-08-31 | 2024-01-02 | 南京航空航天大学 | 一种小型涡轴发动机整机寿命试车结构损伤监测方法 |
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Cited By (2)
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| CN117330319A (zh) * | 2023-08-31 | 2024-01-02 | 南京航空航天大学 | 一种小型涡轴发动机整机寿命试车结构损伤监测方法 |
| CN117330319B (zh) * | 2023-08-31 | 2024-04-02 | 南京航空航天大学 | 一种小型涡轴发动机整机寿命试车结构损伤监测方法 |
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